空基激光陀螺捷联惯导系统导航精度的分析与研究

从现代导弹的实际情况出发, 通过对空基激光陀螺捷联惯导系统导航工作原理的分析, 总结了空基激光陀螺捷联惯导系统导航误差产生的原因, 归纳了激光陀螺和加速度计的误差模型和补偿.     

捷联惯导陀螺仪冗余配置研究

为了有效提高提联惯导柬统的可靠性，对提联惯导陀螺仪冗余配置方案的束统优化进行了研究，介绍了冗余配置原则，结构方案对比与选择及相应的可靠性评估等内容。通过采用加权最小二乘法等数据处理方法，给出了计算结果。该结果表明，工程上捷联惯导陀螺仪冗余配置是应当而且能够实现系统最优化设计，选择教优配置结构。     

纵向振动对捷联惯导误差影响半解析表达式研究

针对实际动态工况条件下捷联惯导输出与静态条件下输出存在一定误差的问题,在仅考虑纵向振动的条件下,将飞行器仪器舱内的惯导系统等效为杆与阻尼弹簧振子的组合系统,利用复模态分析方法使方程解耦,并推导了动态扰动环境中惯导加速度响应的半解析表达式,给出了实际敏感加速度的包络范围,指出捷联惯导加速度计敏感值变为围绕真实值分布的随机变量是动态环境条件下产生加速度误差的根本原因之一.     

捷联惯导/天文组合导航

为了有效提高惯性导航精度,文中介绍了一种基于星敏感器的捷联惯导组合导航方法。首先分析了捷联惯导／星敏感器组合导航系统的工作原理。其次,对组合导航系统进行建模,分析系统误差,通过捷联惯导和星敏感器的输出构造量测值,建立系统的误差状态方程和量测方程。最后,利用间接卡尔曼滤波,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的位置、速度和姿态角。最终,通过对仿真结果的分析证实了该方法的有效性。     

利用导航信息标定捷联惯导系统误差系数的方法

提出了利用导航数据反推捷联惯导误差系数的一种新的标定方法。推导了标定模型，给出了陀螺和加速度计标度因数误差的标定位置，并对标定模型进行了详细的分析。     

捷联惯组中陀螺组合标定方法研究

捷联惯组(SIMU)标定是惯性导航的前提,标定结果的好坏将对惯性导航精度产生直接的影响.利用方向余弦法推导了陀螺组合的标定模型,在使用位置转台和没有精确的北向参考基准情况下,阐述了提高陀螺组合标定精度的方法,这些方法的核心是尽量减小或估计出地球自转运动的影响.最后对各标定方法实用性进行了简要分析和比较.     

无陀螺捷联惯导系统模型研究

无陀螺捷联惯导系统采用加速度计来解算载体相对惯性系的角速度,从而代替角速度陀螺仪。考虑重力影响,对两种不同配置方式的6加速度计捷联惯导系统建立了载体运动参数解算模型,在此基础上提出了一种12加速度计配置方式,从而利用多传感器的冗余信息对算法进行优化,消除了角速度解算过程中求解微分方程带来的累积误差,提高了角速度解算精度。     

延长捷联惯组测试周期的方法研究

针对捷联惯组（捷联惯性测量组合）稳定期较短,测试频繁的问题,在统计分析和弹道仿真的基础上,提出通过验前信息建模预测和射前标定技术相结合的方法来延长捷联惯组的测试周期。实例分析表明,这一方法不会影响捷联惯组的使用精度,同时减少了捷联惯组的测试次数,增加其使用寿命,具有很好的工程应用前景。     

捷联惯测组合快速标定方法

结合现行捷联惯测组合标定时间长、操作复杂的实际,针对目前几种捷联惯测组合快速标定方法中存在的问题,提出了一种“12位置+速率”标定的快速标定方法.在粗调平免对北的条件下,将速率标定与位置标定结合进行,大大缩短了标定时间.进行了更为合理的位置编排,使得标定结果精度更接近精确调平对北条件下的标定结果.进行了误差系数分离的推...     

多普勒测速仪/捷联惯导组合导航技术研究

提出了利用多普勒测速仪辅助捷联惯导系统动基座对准以及基于卡尔曼滤波的组合导航方案，并对该导航方案水上实验的结果进行了分析．实验结果表明，多普勒测速仪能够有效地抑制惯导误差随时间积累的缺点，提高了导航定位的精度．     

基于比对的捷联惯性测量组合不拆弹标定方法

安装在导弹中的捷联惯性测量组合(简称SIMU)随着时间推移陀螺和加速度计误差参数会发生变化,从而导致性能降低。针对拆弹标定工作量大、成本高的问题,提出一种工程上简单实用的不拆弹状态下对捷联惯性测量组合进行误差标定的方法。该方法将高精度捷联惯性导航系统固连在待标定弹上,作为基准,采用类似传递对准的方法,利用大维数卡尔曼滤波对陀螺和加速度计的各项误差进行估计。试验结果表明:该方法能够使SIMU的精度提高到陀螺误差小于6.0(°)/h,加速度计误差小于1 000μg,具有较高的工程实用价值。     

激光陀螺捷联惯性导航系统的误差系数标定研究

惯性器件标定一般都必须对北和调平,以消除地速及重力加速度的影响,但是不适合在靶场及其他野外环境下采用.根据激光捷联惯导系统的误差方程,在激光捷联惯性组合不指北、不调平情况下,通过十位置的标定方法,抵消掉地速及重力加速度的影响,从而得出加速度计的误差系数和陀螺的零偏.最后对实验精度进行了论证,认为此方法可以满足激光陀螺捷联系统的性能要求.本方案利用最少的测试位置,得到了所有需要的信息,利用率高.     

车载捷联惯导系统陀螺漂移在线自标定方法研究

为提高车载捷联惯导系统标定效率,提出了一种基于卡尔曼滤波的陀螺漂移在线自标定方法,该方法利用北向陀螺漂移的完全可观测性,在近似水平条件下,通过卡尔曼滤波估计出两个不同位置的等效北向陀螺漂移,然后利用该估计值和解算出的方位角计算出陀螺漂移实际值,实现陀螺漂移的在线自标定。仿真结果表明,该方法简单可行,标定精度能够满足车辆导航要求。     

陀螺标度因数误差对双轴旋转惯导系统导航精度影响研究

针对陀螺对称性标度因数误差对双轴旋转惯导系统导航精度的影响问题,采用一种合理的十六次序双轴转位方案,分析了陀螺对称性标度因数在双轴旋转惯导系统中的误差效应,并对不同对称性标度因数误差对导航精度的影响进行了仿真。结果表明,三个轴的陀螺对称性标度因数误差大小与导航经度误差大小成线性关系,并且满足线性叠加性,两个转动轴上陀螺对称性标度因数误差对导航精度的影响程度大于非转动轴。最后提出了减小陀螺对称性标度因数误差对导航经度误差影响的措施,可以为双轴旋转惯导系统的进一步优化和工程设计提供理论参考。     

一种激光陀螺捷联惯性导航系统级标定方法

为优化激光捷联惯性导航在卧式三轴转台上的系统级标定方案,设计了卧式三轴转台外环轴整周旋转对惯性测量单元（IMU）误差参数的激励方法。基于捷联惯性导航的误差方程,阐述了速度误差与IMU误差参数间的关系,从而建立IMU系统级标定模型。该模型具有加速度计误差参数仅反应在观测量北向分量、陀螺误差参数仅反应在观测量东向分量的特点,消除了加速度计和陀螺误差参数标定误差的相互影响。根据准D最优准则,设计了正二十面体12点计划的双轴位置单轴速率翻滚法,利用最小二乘法辨识出IMU的24项误差参数。通过给加速度计和陀螺加入不同测量噪声,对IMU标定模型进行仿真,结果表明该方法可抑制加速度计和陀螺的测量噪声对标定结果的影响。     

一种惯性导航与瞄准线稳定组合的陀螺平台设计

阐述了惯性导航平台与瞄准线稳定平台对稳定回路设计的不同要求。针对雷达／惯性中段制导、红外末段制导的需要,设计一种惯性导航与瞄准线稳定组合的三轴陀螺平台,惯性测量器件与红外探测器件均置于平台之上。平台选用速率陀螺反馈,通过极点配置的方法设计了一种PⅡ2加前置滤波器的校正形式,能够实现较大的平台进动速率和保证平台稳定角度无静差。获得了较好的动静态性能,实验验证同时满足了惯性导航系统与瞄准线稳定系统的性能要求。     

基于状态反馈控制的柔性臂系统振动抑制

以典型的挠性结构——柔性臂为研究对象,建立了柔性臂系统的分布参数模型,在柔性臂上粘贴压电陶瓷片作为传感器和致动器,将分布参数模型转化为集中参数模型,最后针对柔性臂系统设计了状态反馈控制器。实验研究结果表明,柔性臂的低阶振动得到了很好的抑制。     

多导弹协同惯性导航系统误差修正及精度分析

针对飞航导弹的惯性导航系统（INS）单独使用时存在位置和速度估计误差发散的问题,在不需要弹目距离信息或高度表信息或空速管信息的前提下,提出了一种基于INS信息、前视装置提供的导弹相对于已知地标的视线角和视线角速率信息及通过弹载数据链获得的各枚导弹之间的一维相对距离信息的多导弹（不少于3枚）协同INS误差修正方法。在此基础上,分析了参与协同误差修正的各枚弹相对于地标的几何构形对INS误差修正精度的影响,推导得到了水平精度因子（HDOP）和高程精度因子（VDOP）. 最后仿真验证了该方法的有效性和结论的正确性。